Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД

Таблица 2.5.2.2_1

Основные параметры газогенераторов некоторых современных ТРДД

G

,

π *

D ,

d ,

U

,

ηК*

ηК пîл,

Т

Пàрàìåòры

КО

К

z

К0

*

π *

η *

z

íîì./

íîì./

К

вò

íîì./

íîì./

íîì./

СА ,

ìàêñ. êр.

ìàêñ.

К

ìì

вх/вых

ìàêñ. êр.

К

Т

Т

Т

ìàêñ. êр

ìàêñ. êр

êг/ñ

êр.

ì/ñ

CFM-56-5C2

27,9/27,4

12,5/12,2

9

~615

0,70/

420/413

0,86/0,861

0,9/0,901

1635

4,2

0,882

1

0,92

V2500-À1

32,1/30,8

16…18

10

567

0,53/

0,861/

0,904/

1592

4,8

0,896

2

/15

0,92

0,867

0,908

ÏÑ-90À

47,6/47,1

16,2/15,9

13

648

0,488/

363,5/

0,834/

0,885/

1640

5,1

0,888

2

0,905

361

0,838

0,888

PW 2037

41,0/40,2

13,0/12,5

12

660

0,63/

/348

0,868/

0,906/

1593

4,1

0,905

2

0,91

0,87

0,907

CF6-80C2

58,2/

11,9/

14

750

0,48/

346/

0,876/

0,91/

1638

4,0

0,929

2

0,895

PW 4084

10/

11

850

0,66/

366/

0,861/

~0,9/

1780

3,9

0,91

2

0,875

GE90-90Â

/94

/22,8

10

~965

0,53/

/~440

/~0,86

/0,906

1750

5,1

0,924

2

0,92

-повышение максимальной температуры газа перед турбиной;

-уменьшение размерности газогенератора для ГТД фиксированной тяги (мощности) в связи с общей тенденцией повышения температуры газа перед турбиной и степени двухконтурности (для гражданских ТРДД);

-улучшение эмиссионных характеристик камеры сгорания: снижение вредных выбросов NOx, CO, CN, дымности;

-применение передовых технологий: колес типа «blisk» и «bling» в компрессоре, многослойных ТЗП и эффективных систем охлаждения в турбине и др.

Необходимо отметить, что сокращение коли- чества ступеней газогенератора наиболее актуально для авиационных ГТД — в первую очередь для боевых ТРДДФ, поскольку этим повышается компактность и снижается масса. Также это очень важно и для двигателей региональных и ближнемагистральных самолетов. Для них снижение покупной цены, стоимости ремонта и обслуживания имеет большее влияние на снижение прямых эксплуатационных расходов, чем экономичность двигателя.

Для наземных, в особенности для энергети- ческих ГТД, компактность и малый вес имеют второстепенное значение. Решающими являются требования экономичности и надежности. Для этих ГТД обычно используются умеренные окружные скорости и аэродинамические нагрузки, обеспечи- вающие максимально высокие к.п.д. лопаточных машин и экономичность ГТД, а также снижающие эрозионный износ лопаток при работе в более за-

пыленном и загрязненном воздухе по сравнению с авиационными ГТД.

2.5.2.3 – Создание ГТД различного назначения на базе единого газогенератора

Стоимость создания полностью нового ГТД, например, ТРДД класса тяги 100…400 кН, (при проектировании «с осевой линии») достигает 1…3 миллиарда долларов США и приближается к стоимости разработки планера самолета. Поэтому газогенератор вновь созданного двигателя целесообразно использовать для разработки на его базе модификаций бoльшей или мeньшей тяги или создания ГТД другого назначения. Кроме значительной экономии финансовых средств, использование доведенного газогенератора позволяет существенно снизить технический риск и сроки создания новых ГТД, а также обеспечить более высокий уровень начальной надежности двигателей, что повышает их конкурентоспособность.

Конструктивно создание ГТД различных схем на базе единого газогенератора осуществляется надстройкой газогенератора необходимыми дополнительными узлами и системами (Рис. 2.5.2.3_1). Например, при разработке ТРД газогенератор дополняется входным устройством и соплом. При создании ТРДД газогенератор надстраивается каскадом низкого давления (вентилятором и турбиной низкого давления (ТНД)), наружным контуром

èвыхлопной системой, которая может быть выполнена с раздельными соплами внутреннего

èнаружного контуров или с общим соплом. При

103

Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД

Рисунок 2.5.2.3_1 — Схема создания различных ГТД на базе общего газогенератора

создании промышленных ГТД разрабатывается узел СТ, а при необходимости значительного повышения мощности газогенератор может быть надстроен каскадом НД для увеличения расхода воздуха.

При разработке ГТД необходимо учитывать конструктивные и прочностные ограничения газогенератора, которые определяют возможный предел повышения тяги (мощности) двигателя.

При наличии на входе газогенератора КНД, т.е. когда газогенератор работает при повышенных давлении (Ð*ÂÕ )и температуре (Ò*ÂÕ) на входе, пропорционально Ð*ÂÕ è Ò*ÂÕ повышаются давление и температура по тракту газогенератора, а также увеличиваются физическая частота вращения и расход воздуха. Повышение указанных параметров возможно до определенных максимальных зна- чений, на которые рассчитан газогенератор из условия обеспечения нормированных запасов прочности основных деталей и работоспособности трансмиссии.

Важным конструктивным параметром является внутренний диаметр подшипников газогенератора, ограничивающий максимальный диаметр вала каскада НД, который проходит внутри вала газогенератора. Повышение мощности и крутящего момента на валу каскада НД (например, при увеличении степени двухконтурности ТРДД) при фиксированном диаметре вала НД может вызвать трудности с обеспечением прочности вала. Увеличение же диаметра подшипников газогенератора ограничивается величиной параметра D*n, определяющего долговечность подшипников,

а также прочностью дисков турбины газогенератора при увеличении диаметра внутреннего отверстия диска.

Для снятия такого рода прочностных и конструктивных ограничений может потребоваться радикальная модернизация газогенератора: изменение конструкции, использование новых материалов, керамических подшипников или применение редуктора для привода вентилятора.

Использование базового газогенератора широко применяется в практике газотурбостроения. Например, в Советском Союзе в КБ «Труд» (г. Куйбышев, ныне Самара) в 1960…1970 г.г. на базе газогенератора опытного двигателя НК-6 было разработано семейство ТРДД НК-8 (RÂÇË = 93…103 кН) для магистральных самолетов ИЛ-62 и ТУ-154

è ÒÐÄÄ ÍÊ-86 ñ RÂÇË = 127 кН для самолета ИЛ-86, а также ТРДДФ НК-144 для пассажирского сверх-

звукового самолета ТУ-144 с RÔ = 172 кН и ТРДДФ НК-22 с RÔ = 196 кН для сверхзвукового дальнего бомбардировщика ТУ-22М.

Еще одним примером успешной в техническом и коммерческом плане разработки авиационных ГТД различного назначения на основе единого газогенератора является создание американской фирмой General Electric двух различных семейств авиационных ГТД на базе газогенератора военного ТРДДФ F101 тягой 133 кН, предназначенного для стратегического бомбардировщика В-1В (Рис. 2.5.2.3_2).

Совместно с французской фирмой Snecma было разработано семейство ТРДД CFM56 с высокой степенью двухконтурности m = 4,9…6,6

104

Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД

Рисунок 2.5.2.3_2 – Семейства ТРДД различного назначения на базе единого газогенератора

105

Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД

в классе тяги 82…152 кН, включающее большое количество модификаций, для магистральных самолетов Boeing 737, Airbas A320 и A340 и др. Двигатели выполнены по двухвальной схеме с подпорными ступенями на валу вентилятора. В процессе развития CFM56 с 1977 г. по 2001 г. было разработано и введено в эксплуатацию шесть базовых подсемейств, отличающихся диаметром вентилятора

èколичеством подпорных ступеней. Это позволило CFM56 закрыть широкий диапазон тяги от 82 до 152 кН и эксплуатироваться на 20 моделях самолетов. За 20 лет развития семейства CFM56 базовый газогенератор также был значительно модернизирован в части совершенствования аэродинамики

èконструкции компрессора и турбины, а также улучшения экологических характеристик камеры сгорания. Это позволило уменьшить удельный расход топлива последних моделей ТРДД более чем на 10 % при близких параметрах цикла.

Вторым семейством ГТД на базе газогенератора F101 стало семейство военных ТРДДФ F110, предназначенных для истребителей F-14, F-15

èF-16. По сравнению с базовым двигателем F101 (см. Рис. 2.5.2.3_2) была снижена степень двухконтурности с 2,0 до 0,8 и применен трехступенчатый КНД с повышенной степенью сжатия и уменьшенным диаметром на входе. Были созданы че- тыре модификации двигателя в диапазоне тяги

RÔ=19…151 кН, а также бесфорсажный вариант F118 для стратегического бомбардировщика В-2А.

Также на базе конвертированных газогенераторов авиадвигателей возможна разработка наземных ГТД различных схем. Пример создания семейства промышленных ГТД в классах мощности 10, 12, 16 и 25 МВт на базе ТРДД ПС-90А разработки ОАО «Авиадвигатель» показан на Рис. 2.5.2.3_3. Базовый авиационный двигатель представляет собой экономичный малошумный ТРДД с высокими

параметрами цикла: Ò*ÑÀ max= 1640 Ê, π*Êmax = 38, m = 4,5, эксплуатирующийся на самолетах типа

ИЛ-96, ТУ-204 и ИЛ-76. Конструктивно двигатель выполнен по двухвальной схеме с двумя подпорными ступенями на валу вентилятора и со смешением потоков внутреннего и наружного контуров.

Газогенератор базового двигателя представляет собой высоконапорный одновальный турбокомпрессор, включающий тринадцатиступенча- тый компрессор со степенью сжатия π*Ê = 16, трубчато-кольцевую камеру сгорания с двенадцатью жаровыми трубами и двухступенчатую турбину высокого давления (ТВД). Размерность газогенератора характеризуется приведенным расходом воздуха на входе GÂÎ = 47 кг/с и по выходу GÂ ÏÐ ÂÛÕ = 4,6 кг/с. В системе базового ТРДД

ПС-90А газогенератор работает с «наддувом» от вентилятора и подпорных ступеней и, поэтому рассчитан на высокие температуру и давление по газовоздушному тракту и повышенную физическую частоту вращения.

Первой моделью наземного ГТД стал двигатель газотурбинной установки ГТУ-12П в классе мощности 12 МВт с к.п.д. 34,6 %. Он представлял собой конвертированный газогенератор базового ТРДД и вновь спроектированную двухступенчатую силовую турбину (СТ) с номинальной частотой вращения nÑÒ=6500 îá/ìèí.

Примечание: термин «газотурбинная установка» — ГТУ — часто употребляется в наземном газотурбостроении. ГТУ включает помимо двигателя подмоторную раму, САУ и ряд других систем обеспечения двигателя. Состав оборудования, включаемый в ГТУ, может быть различным

âзависимости от применения. однако, когда идет речь об основных данных и параметрах ГТУ, имеются в виду параметры и основные данные двигателя, например: мощность и к.п.д. на валу, расход воздуха, степень сжатия и т.д.

Âдальнейшем на базе газогенератора ПС-90А был разработан двигатель для установки ГТУ-10П мощностью 10 МВт с высокооборотной СТ

(nÑÒ = 9000 об/мин) для привода компрессоров закачки природного газа в подземные хранилища. В связи с отсутствием наддува от КНД, физическая частота вращения газогенератора и температура перед турбиной ГТУ-12П и ГТУ-10П значительно ниже, чем на базовом ПС-90А.

Для создания ГТД в классе мощности 16 МВт базовый газогенератор был модифицирован — спереди компрессора была установлена дополнительная ступень для увеличения расхода воздуха и степени сжатия. Поскольку при этом, как отме- чалось ранее, приведенный расход воздуха по выходу практически не изменился, то доработка камеры сгорания и ТВД не потребовалась. Вследствие «наддува» базового компрессора от дополнительной ступени на входе частота вращения модифицированного газогенератора повысилась. Была разработана также новая трехступенчатая

СТ. Увеличение расхода воздуха до GÂÎ = 57 кг/с и степени сжатия до π*Ê = 20 в сочетании с повышением температуры газа перед турбиной обеспечило увеличение мощности до 116,5 МВт и к.п.д. до 37 % (в условиях ISO).

Наиболее мощная модификация — ГТУ-25П

âклассе мощности 25 МВт — была создана путем надстройки базового газогенератора каскадом низкого давления для значительного повышения расхода воздуха и степени сжатия. СТ разработана

106

Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД

Рисунок 2.5.2.3_3 – Семейство наземных ГТД на базе газогенератора ТРДД ПС-90А

107

Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД

Рисунок 2.5.2.3_4 – Пример проектирования семейства ТРДД на базе унифицированного газогенератора

108

Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД

вновь на базе СТ ГТУ-16П. Турбокомпрессор НД включает трехступенчатый КНД ПС-90А со срезанной наружной частью лопаток вентилятора и новую одноступенчатую ТНД. В конструкции ГТУ-25П в наибольшей степени используется параметрический и прочностной потенциал базового авиадвигателя ПС-90А, а высокие параметры цикла: Ò*ÑÀ = 1512 Ê, π*ÊΣ = 28 обеспечивают высокий уровень эффективного к.п.д. ηå = 40 %.

Очевидно, что использование общего газогенератора в семействе ГТД различного назначения может привнести некоторые отклонения от оптимумов для конкретных типов ГТД и соответствующие компромиссы. Для обеспечения работоспособности узлов в различных применениях (особенно в ТРДДФ на сверхзвуковых режимах) может потребоваться ряд конструктивных изменений газогенератора, замена материалов, улучшение охлаждения, пересогласование рабочих точек компрессора. Однако, при двойном или тройном применении общего газогенератора достигается значительная экономия времени и средств на трудоемкую аэродинамическую и прочностную доводку лопаточ- ных машин, а именно: получение к.п.д., запасов устойчивости, частотной отстройки деталей компрессора и турбины от опасных вибронапряжений, обеспечение долговечности роторных деталей и подшипниковых узлов.

Пример проектирования ТРДД различного класса тяги на базе общего газогенератора показан на Рис. 2.5.2.3_4. Представлено семейство гражданских ТРДД в широком диапазоне тяги (R = 90…220 кН) со степенью двухконтурности 5…12, в т.ч. с редукторным приводом вентилятора.

2.5.2.4 – Использование геометри- ческого моделирования при проектировании ГТД

В практике проектирования ГТД наряду с использованием полноразмерных базовых газогенераторов находит широкое применение геометри- ческое моделирование газогенераторов, отдельных узлов ГТД и ступеней лопаточных машин.

Отношение сходных линейных размеров конструктивных узлов моделируемого и базового ГТД называется коэффициентом моделирования. Для определения коэффициента моделирования узла или ступени чаще всего используется характерный диаметр. Например, для компрессора – это наружный диаметр первого рабочего колеса:

ÊÌÎÄ = DÍÀÐ / D ÍÀÐ ÁÀÇ.

Таблица 2.5.2.4_1

Примеры ГТД, созданных моделированием базовых газогенераторов

	ГТД ñ ìîдåлèрîвàííыì	Величина изменения
		линейных размеров	Иñхîдíыé ГТД	Гîд íàчàлà
	гàзîгåíåрàòîрîì (фèрìà –
		прè ìîдåлèрîвàíèè	(фèрìà – рàзрàбîòчèê)	рàбîòы
	рàзрàбîòчèê)
		Кìîд
		Авèàцèîííыå ТРДД
	Д-30КУ/КП (ОАО «Авиадвигатель»)	1,11	Д-30 (ОАО «Авиадвигатель») R=66…68 кН	1967
	R=103…118 êÍ
	АЛ-31Ф (ОАО «Сатурн») R=123 кН	1,13	РД-33 (ГУНПП «Завод им. Климова»)	1975
			R=81…86 êÍ
	BR710,715 (Rolls-Royce) R=66…93 êÍ	0,9	V2500 (IAE) R=98…147 êÍ	1993
	Trent 900 (Rolls-Royce) R=303…374 êÍ	0,9	Trent 800 (Rolls-Royce) R=332…463 êÍ	1996
	GP 7000 (Engine Alliance) R=298…362 êÍ	0,86	GE90 (General Electric) R=340…512 êÍ	1996
	Trent 500 (Rolls-Royce) R=236…249 êÍ	0,8	Trent 800 (Rolls-Royce) R=332…463 êÍ	1997
	CF34-10 (General Electric) R=80…82 êÍ	0,915	CFM56-5 (CFMI) R=98…151 êÍ	2001
		Прîìышлåííыå íàзåìíыå ГТД
	Tempest (Siemens) Nýë = 7,7 ÌÂò	1,25	Typhoon (Siemens) Nýë=4,3…5,2 ÌÂò	1994
				(ввод в экспл.)
	Titan 130 (Solar) Ne = 13,3 ÌÂò	1,36	Taurus 70 (Solar) Ne=7,2 ÌÂò	1998
				(ввод в экспл.)
	MS 9000H (General Electric) Nýë » 320	3,1	ÒÐÄÄ CF6-80C2 (General Electric)	1999
	ÌÂò

109

Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД

Рисунок 2.5.2.4_1 – Использование геометрического моделирования при создании компрессоров ОАО «Авиадвигатель»

Моделирование может производиться как в сто-	Моделирование узлов ГТД основано на гид-
рону увеличения размеров (ÊÌÎÄ > 1), так и в сторо-	родинамической теории подобия, основные поло-
ну уменьшения (ÊÌÎÄ < 1). В моделированных узлах	жения которой рассматриваются в курсе «Теории
ГТД все линейные размеры прямо пропорциональны	ГТД». Если в геометрически подобных конструкци-
коэффициенту моделирования - расход воздуха (газа)	ях выдерживается равенство гидродинамических
и мощность (тяга) прямо пропорциональны квадра-	критериев подобия (относительных скоростей по-
òó ÊÌÎÄ, а объем и масса прямо пропорциональны	тока в осевом и окружном направлении − λà è λu,
êóáó ÊÌÎÄ.	чисел Рейнольдса (Re), Пекле (Ðå), Фруда (Fr) è ïî-

110

Глава 2 - Основные параметры и требования к ГТД

казателей адиабаты (ê = ÑÐ/ÑV ) в сходственных точках), то возможно распространение результатов аэродинамического и прочностного проектирования и испытаний базового узла на моделируемый узел. Это означает, что при идентичных параметрах цикла (Ò*ÑÀ è π*Ê) и внешних условиях в модельном узле сохраняются аэродинамика потока, температуры и давления по тракту, исходное количество лопаток, напряжения и запасы прочности, вибросостояние деталей, запасы по критической частоте вращения. Поэтому, использование стратегии проектирования ГТД, основанной на моделировании, значительно снижает объе-

мы проектных работ и технические риски, а также делает возможным применение результатов испытаний и опыта эксплуатации существующих ГТД при разработке моделируемых.

В таблице 2.5.2.4_1 даны примеры ГТД, созданных с использованием моделирования базовых газогенераторов. На Рис. 2.5.2.4_1 и 2.5.2.4_2 показаны примеры разработки компрессоров ОАО «Авиадвигатель» и фирмы Solar (США) с использованием моделирования базовых компрессоров и отдельных ступеней. На Рис. 2.5.2.4_3 показаны лопатки турбины модельных ГТД фирмы Solar: Titan 130 и Taurus 70.

Рисунок 2.5.2.4_2 – Пример разработки компрессоров ГТД фирмы Solar с использованием моделирования каскадов компрессора и отдельных ступеней

111